РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА Российский патент 1998 года по МПК B64G1/00 

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при запуске одним носителем одновременно двух космических аппаратов (КА).

Известна ракетно-космическая система (Aerospace Vehicle Conference, Washington, D.C. June 8-10, 1987, The Ariane 3 launch system, p.23), включающая два космических аппарата, установленных на последней ступени РН. Верхний аппарат установлен на переходнике, а нижний внутри этого переходника. Переходник предусматривает продольное разделение. После окончания выведения сначала отделяется верхний аппарат, затем происходит продольное разделение переходника с его последующим отделением от РН, а затем отделяется нижний КА. Недостатком указанной РКС является наличие для каждого КА и переходника отдельной системы отделения, что увеличивает массу РКС в целом, а также понижает ее надежность. Кроме того, продольное разделение переходника усложняет конструкцию и увеличивает его массу.

Ближайшим аналогом является ракетно-космическая система (РКС), включающая последовательно установленные вдоль последней ступени ракеты-носителя (РН) два КА, верхний и нижний, каждый из которых снабжен механизмом разделения, причем верхний аппарат соединен с последней ступенью РН через отделяемое переходное устройство, внутри которого расположен нижний КА, а каждый механизм разделения снабжен аккумулятором давления, соединенным через трубопроводы с толкателем (экспресс-информация "Ракетная и космическая техника". РОНТИ-1, N 13/1326, 1985, с. 3).

Недостаток указанной системы состоит в наличии для каждой системы отделения (переходника и нижнего КА) отдельного аккумулятора давления, обладающего определенной надежностью срабатывания, высокой массой, и габаритах системы, а также в наличии для каждого аккумулятора давления отдельной команды в системе управления РКС.

Целью изобретения является улучшение габаритно-массовых характеристик системы разделения РКС, повышение надежности ее разделения путем уменьшения количества источников давления.

Цель достигается тем, что в системе механизмы отделения переходного устройства и нижнего космического аппарата выполнены с общим аккумулятором давления, установленным на боковой поверхности переходного устройства, а диаметр, конфигурации и длины трубопроводов от аккумулятора давления до каждого толкателя соответствующего механизма разделения идентичны между собой.

На фиг. 1 изображена схема ракетно-космической системы; на фиг. 2 - схема толкателей.

Ракетно-космическая система содержит верхний КА 1, нижний КА 2, систему отделения верхнего КА 3, верхний переходник 4, нижний переходник 5, толкатели системы отделения верхнего переходника 6, толкатели системы отделения нижнего КА 7, трубопроводы 8, аккумулятор давления 9, последнюю ступень РН 10.

После завершения выведения на заданную орбиту при помощи собственной системы отделения отделяется верхний КА 1. Затем по команде с системы управления РКС происходит срабатывание аккумулятора давления 9 системы отделения нижнего КА и системы разделения переходников. Газы от аккумулятора давления 9 по трубопроводам поступают к толкателям 6 верхнего переходника 4 и толкателям 7 нижнего КА 2. В результате срабатывания соответствующих толкателей верхний переходник 4 и нижний КА 2 отделяются от последней ступени РН. При отделении с целью обеспечения несоударения переходника с КА необходимо соблюдение следующего условия:
V_ВП > V_НКА,
где V_ВП - скорость отделения верхнего переходника;
V_НКА - скорость отделения нижнего КА.

Это условие обеспечивается выбором конструктивных характеристик для систем отделения верхнего переходника и нижнего КА соответствующих толкателей.

В данном случае применены толкатели, в которых газ подается в предпоршневые полости 11, затем поступает через калиброванные дроссельные отверстия 12 в подпоршневые полости 13.

Скорость такого толкателя определяется соотношением:

где W - скорость толкателя в конце его хода;
m - постоянная, зависящая от вида газа;
g/λ - плотность тока газа;
F_др - площадь дроссельного отверстия;
R - универсальная газовая постоянная;
S₂ - площадь подпоршневого сечения;
T_АК - температура газа в аккумуляторе давления;
N - сила трения в толкателе;
P₁ - давление в предпоршневом сечении;
S₁ - площадь предпоршневого сечения;
K - показатель адиабаты.

Выбором площади калиброванного отверстия обеспечиваются необходимые скорости отделения аппаратов.

Использование изобретения позволит улучшить габаритно-массовые характеристики РКС и вдвое повысить надежность системы отделения нижнего аппарата.

Использование: в устройствах разделения ракетно-космических систем для запуска одним носителем одновременно двух космических аппаратов. Сущность: механизм разделения нижнего космического аппарата и переходного устройства выполнен с общим аккумулятором давления, установленным на боковой поверхности переходного устройства. 2 ил.

Ракетно-космическая система, содержащая последовательно установленные вдоль продольной оси последней ступени ракеты-носителя два космических аппарата, каждый из которых снабжен механизмом разделения, причем верхний аппарат соединен с последней ступенью ракеты-носителя через отделяемое переходное устройство, внутри которого расположен нижний космический аппарат, а каждый механизм разделения снабжен аккумулятором давления, соединенным через трубопроводы с толкателями, отличающаяся тем, что, с целью повышения надежности разделения ракетно-космической системы, а также улучшения ее габаритно-массовых характеристик путем уменьшения количества источников давления в ней, механизм отделения переходного устройства и нижнего космического аппарата выполнен с общим аккумулятором давления, установленным на боковой поверхности переходного устройства, а диаметр, конфигурации и длины трубопроводов от аккумулятора давления до каждого толкателя соответствующего механизма разделения идентичны между собой.